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圖1 有人機發動機加速過程分解
試飛過程中，對時機的把握完全依靠飛行員的主觀感受，動作完成的質量取決于飛行員的反應。
(2) 無人機發動機加速試飛過程分析
無人機發動機自動加速試飛以航路點設計為基礎，根據試飛需求，分解發動機加速性試飛動作，見圖2，分析表明，完成發動機加速性試飛至少需要確定3個航路點。
圖2 無人機發動機加速性試飛過程分解
2.3 發動機加速性試飛核心要素分析
通過試飛過程分解，分析得到無人機發動機自動加速性試飛的核心要素。
(1) 核心要素一：時間
無人機以航路點控制飛行，為達到發動機在預先設定的航路上自動進行加速性試飛，需對通過兩個航路點的時間進行精確控制，包括動作點起始時刻和過點時刻控制。
動作點起始時刻是動作設計的根本，無論是試飛前期的數據處理，還是加速性試飛的動作設計，都以起始時刻為基準，在起始時刻的基礎上，進行飛行時間的控制和高度速度等的控制。
過點時刻控制是根據無人機飛行控制精確度高的特點確定的，以無人機過航路點飛行時間為控制參數，能精確控制無人機的飛行高度、速度和發動機狀態等參數，達到試飛的目的。
(2) 核心要素二：高度
根據國軍標的要求，發動機加速性試飛需在一定的高度上進行，由于有人機試飛依據人的反應控制飛行姿態，飛行高度允許有一定的偏差。基于此規定，在進行無人機發動機加速性試飛時，可以利用無人機飛機高度控制精度高的特點，根據無人機飛機控制特點，設計出發動機加速性試飛方法。
國軍標243A-2004《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》在“發動機工作特性鑒定試驗”，飛行試驗中規定，“穩定平飛是發動機工作參數的測定及工作穩定性鑒定。試驗時，飛行高度和飛行速度應保持基本不變，飛行高度的最大偏差不應超過±100 m，飛行速度的最大偏差不應超過±10 km/h。” 因此，選取無人機發動機加速試飛的高度偏差為±100 m。
高度控制主要包括下降高度和飛機改平提前動作高度。
飛機下降高度是由飛機的響應特性決定的。當無人機過航路點后，若下一航路點高度比當前航路點低，飛機通過俯仰角和發動機推力的變化，控制飛機飛向下一航路點，從當前航路點到下一航路點需要一定的響應時間。
飛機改平提前動作高度是指飛機在下降高度飛往下一航路點過程中，為避免飛機高度振蕩，飛機不會飛到航路點設置的高度后再改平，而是提前一定高度開始改平，飛機的俯仰角和發動機推力在這個過程中會提前進行調節，飛機在響應改平過程中還會下降高度，直至目標高度。在加速性試飛過程中，需要考慮飛機提前改平高度，否則會影響發動機狀態。
(3) 核心要素三：發動機狀態
發動機狀態控制是整個試驗的最終目標，自動加速性試飛涉及到發動機狀態從初始狀態收至慢車狀態，在慢車狀態保持，然后推油門至最大狀態，整個過程中收油門時間，慢車狀態油門保持時間以及轉速響應時間等，都需要提前通過飛行試驗數據確定。
(4) 核心要素四：飛行速度
飛行速度主要是滿足發動機加速性試飛中的狀態條件，不超出國軍標要求的速度偏差范圍。
國軍標243A-2004《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》在發動機加速性和減速性鑒定試驗飛行試驗中規定“在確定加速性時，飛行速度應保持基本不變，其最大偏差不應超過±20 km/h”。因此，選取無人機發動機加速試飛的速度偏差為±20 km/h。
發動機自主加速性試飛核心要素見圖3。
圖3 發動機自動加速性試飛核心要素分析
2.4 試飛實施方案流程設計
根據以上四點核心要素，設計出發動機加速性試飛方案的具體流程為：
(1) 確定航路點過點時刻，作為航線設計的起始時刻。
(2) 確定飛機開始下降的響應情況，根據高度精度和速度精度要求確定航線規劃的最長時間。
(3) 根據油門位置和轉速穩定情況確定最短時間。
(4) 根據最短時間和最長時間，設定一個Δt，Δt在最短時間和最長時間之間。
(5) 根據Δt和飛行速度確定兩個航路點之間的距離。
(6) 根據Δt確定飛機下降的高度，然后根據飛機改平超調量確定航路點最終的下降高度。
(7) 根據發動機加速時間指標確定下一航路點的高度和距離。
通過以上7個步驟，可以完成發動機加速性試飛中3個航路點屬性(經度、緯度、高度、速度)的設計，見圖4。
圖4 發動機自動加速試飛關鍵航路點設計
3 試飛驗證
采用上述步驟設計某型國產發動機在無人機上的加速性試飛，試飛結果見圖5和表1所列。
圖5 發動機自動加速試飛參數曲線
表1 發動機自動加速性試飛參數對比
結果表明，飛機飛行時間與設計值相差無幾，發動機狀態達到了預期目標，發動機自動完成了從慢車加速到最大的工作過程。
4 結 語
基于無人機設計和使用特點，通過對比有人機和無人機發動機加速性試驗差異，對試驗過程進行分析，總結出無人機發動機自動加速性試飛的核心要素，確定出發動機自動加速性試飛方案的具體實施流程，并通過試飛驗證。試驗結果表明該無人機發動機自動加速性試飛方法合理可行，具有較高的操作性。由于分析是建立在無人機常規設計基礎上，因此該方法具有一定的通用性，能指導后續發動機加速性試飛。
